CN103698544A - 一种航天发动机多余物自动检测装置 - Google Patents

Abstract

一种航天发动机多余物自动检测装置，属于航天发动机内部多余物的检测技术领域，本发明为解决航天发动机传统多余物检测方法晃动或摇动过程中检测效率低的问题。本发明在转台上设置检测装置，所述检测装置包括工控机、伺服放大器、伺服电机、行星减速器、一号同步带轮、同步齿形带、二号同步带轮、输出转轴、电磁屏蔽盒、导电滑环、周转车、夹具、声音传感器组、传感器电缆、调理电路、六通道同步数据采集卡和快速卡盘；航天发动机设置在周转车上；工控机控制伺服电机带动输出转轴转动，输出转轴的一个末端安装快速卡盘，装卡航天发动机；输出转轴的另一端设置电磁屏蔽盒和导电滑环转子部分；声音传感器组的检测信号反馈给工控机。

Description

一种航天发动机多余物自动检测装置

技术领域

本发明涉及一种航天发动机多余物自动检测装置，属于航天发动机内部多余物的检测技术领域。

背景技术

航天发动机作为导弹、运载火箭和航天器的主要推进装置，其可靠性直接决定了航天系统的运行寿命和性能。发动机的生产制造包含诸多工艺环节，在焊接、组装等工艺过程中，不能避免在产品中引入各种颗粒，最终封闭在产品内而形成多余物。航天发动机在工作过程中常处于超高加速度或剧烈冲击的条件下，多余物移动过程具有很大的随机性，或悬浮于腔体内，或掉落在某些接触部位，对航天发动机的工作可靠性造成很大的威胁。轻者会引起电路短路、管道堵塞、运转部件卡死，重者会导致发动机飞行试验失败，造成严重的航天事故。因此，研究航天发动机多余物检测技术，对保证航天系统的可靠性具有重要的理论意义和实用价值。

目前航天发动机的多余物检测尚无标准可循，国内的多余物检测主要参考元器件检测的PIND方法，传统的多余物检测方式依靠目视检查或借助低倍放大镜检查，或通过晃动或滚动耳听多余物响声的方法检查，受视觉、听觉及外部环境影响较大，仅能检测较大活动多余物，灵敏度低，多余物漏检率高。多余物激活需要人工晃动或滚动被测产品，检测效率低，且无法实现自动检测。航天发动机多余物检测中漏检或误判现象使航天产品的质量始终存在着不稳定因素。

现有的多余物检测装置主要分为手摇式和电机驱动摆动式检测台。手摇式检测台提供的力学试验条件有限，无法满足具有大质量、大体积特点产品的检测要求，人工摇动工作强度大，检测效率低，且手摇式检测台运行不平稳，产生的机械干扰影响对多余物的检查；电机驱动摆动式检测台均采用连杆传动机构，结构复杂，传动效率低，对制造、安装误差敏感度高，微小的扰动就会使整个机械装置发生振动，造成局部磨损严重，高速转动时将引起较大的振动和动载荷，且惯性力难以平衡，稳定性较差。

发明内容

本发明目的是为了解决航天发动机传统多余物检测方法晃动或摇动过程中检测效率低、检测精度差、运行状态不平稳造成机械冲击干扰的问题，提供了一种航天发动机多余物自动检测装置。

本发明所述一种航天发动机多余物自动检测装置，它包括工控机、伺服放大器、伺服电机、行星减速器、一号同步带轮、同步齿形带、二号同步带轮、输出转轴、电磁屏蔽盒、导电滑环、周转车、夹具、声音传感器组、传感器电缆、调理电路、六通道同步数据采集卡和快速卡盘；

工控机的控制信号输出端与伺服放大器的输入端相连；

伺服放大器的输出端与伺服电机的驱动端相连；

伺服电机的输出轴与行星减速器的输入轴连接，行星减速器的输出轴安装一号同步带轮，二号同步带轮与一号同步带轮通过同步齿形带传动连接，二号同步带轮上设置有输出转轴；

在二号同步带轮一侧的输出转轴上依次安装电磁屏蔽盒和导电滑环转子部分；在二号同步带轮另一侧的输出转轴的末端设置快速卡盘，通过快速卡盘完成自动检测装置与航天发动机之间的连接；

航天发动机设置在周转车上；

声音传感器组通过夹具设置在航天发动机的外表面；

声音传感器组的检测信号输出端通过传感器电缆与调理电路的输入端相连；

调理电路的输出端与六通道同步数据采集卡的输入端相连；

六通道同步数据采集卡的输出端与工控机的声音信号输入端相连。

本发明的优点：本发明提供了一种航天发动机多余物检测装置，采用电机驱动转台提供多余物检测的力学试验条件，降低了检测人员的劳动强度，采用多级减速传动装置，实现转动的平稳性，避免了机械冲击产生干扰信号。采用导电滑环的滑动电接触连接结构，避免了旋转过程中数据线电缆缠绕的问题。本发明能够实现多余物有无的自动判别、粒径大小识别和空间位置确定，对于评估多余物的危害程度和多余物的排查有着重要意义。

附图说明

图1是实施方式一所述一种航天发动机多余物自动检测装置的原理图；

图2是实施方式二所述一种航天发动机多余物自动检测装置的原理图；

图3是本发明所述一种航天发动机多余物自动检测装置的结构示意图；

图4是周转车的结构示意图；

图5是传感器组安装示意图；

图6是传感器电缆结构示意图；

图7是导电滑环的结构示意图；

图8是图7的右视图；

图9是六通道同步数据采集卡的原理框图；

图10是本发明所述一种航天发动机多余物自动检测装置的工作体系示意图。

具体实施方式

具体实施方式一：下面结合图1、图3和图10说明本实施方式，本实施方式所述一种航天发动机多余物自动检测装置，它包括工控机1、伺服放大器5、伺服电机6、行星减速器9、一号同步带轮10、同步齿形带11、二号同步带轮12、输出转轴13、电磁屏蔽盒14、导电滑环15、周转车16、夹具18、声音传感器组19、传感器电缆20、调理电路21、六通道同步数据采集卡22和快速卡盘26；

工控机1的控制信号输出端与伺服放大器5的输入端相连；

伺服放大器5的输出端与伺服电机6的驱动端相连；

伺服电机6的输出轴与行星减速器9的输入轴连接，行星减速器9的输出轴安装一号同步带轮10，二号同步带轮12与一号同步带轮10通过同步齿形带11传动连接，二号同步带轮12上设置有输出转轴13；

在二号同步带轮12一侧的输出转轴13上依次安装电磁屏蔽盒14和导电滑环15转子部分；在二号同步带轮12另一侧的输出转轴13的末端设置快速卡盘26，通过快速卡盘26完成自动检测装置与航天发动机17之间的连接；

航天发动机17设置在周转车16上；

声音传感器组19通过夹具18设置在航天发动机17的外表面；

声音传感器组19的检测信号输出端通过传感器电缆20与调理电路21的输入端相连；

调理电路21的输出端与六通道同步数据采集卡22的输入端相连；

六通道同步数据采集卡22的输出端与工控机1的声音信号输入端相连。

快速卡盘26安装在输出转轴13末端，对航天发动机17（被测产品）装卡操作，周转车16通过滚动支撑对航天发动机17起旋转支撑作用，实现对被测产品的装卡与固定；

工作过程：

工控机1设定转台的转速试验条件，根据此转速生成伺服控制电路的控制命令参数；工控机1通过自动控制电路2给伺服放大器5启动信号和速度信号，使伺服电机6转动，经过行星减速器9和皮带传动后，输出转轴13驱动航天发动机17转动，使航天发动机17内多余物微粒与航天发动机17内壁产生滑动和碰撞；试验过程中，通过声音传感器组19的六个声音传感器检测航天发动机17的声音信号；声音信号经过调理放大后连接至导电滑环15的转子接口；导电滑环15定子接口与六通道同步数据采集卡22输入端相连，对六通道声音数据进行采集；工控机1将采集的声音信号进行滤波、脉冲提取后，判断多余物有无、粒径大小和空间位置，实现多余物的自动检测。

上位机软件主要包括试验操作、转台控制和数据分析三方面。试验操作实现数据采集、数据保存、数据打印等功能。转台控制实现电机启动停止控制、正反转控制、调速控制等功能，实现被测产品的不同试验条件。数据分析实现多余物有无、粒径大小识别以及给出多余物的空间位置。

具体实施方式二：下面结合图2和图3说明本实施方式，本实施方式对实施方式一作进一步说明，它还包括自动控制电路2、手动控制面板3和切换电路4；

工控机1的控制信号输出端与自动控制电路2的输入端相连；

自动控制电路2的输出端与切换电路4的自动控制信号输入端相连；

手动控制面板3的输出端与切换电路4的手动控制信号输入端相连；

切换电路4的输出端与伺服放大器5的输入端相连。

伺服系统有手动控制和自动控制两种控制方式，当伺服系统工作在自动控制方式时，工控机1通过总线接口给自动控制电路2发送控制信号，实现伺服电机6的启停控制和调速控制；当伺服控制电路工作在手动控制方式时，由手动控制面板3上的旋钮和开关组合使用对伺服系统进行控制。通过对自动和手动两种控制方式的切换，便于操作，保证了测试的灵活性。

工控机1控制信号输出端与自动控制电路2控制信号输入端连接，自动控制电路2信号输出端与切换电路4信号输入端连接，切换电路4信号输出端与伺服放大器5信号输入端连接，用于实现伺服系统的转动控制；

伺服电机6输出轴与行星减速器9输入轴连接，行星减速器9输出轴安装一号同步带轮10，二号同步带轮12与一号同步带轮10通过同步齿形带11连接，输出转轴13与二号同步带轮12连接。电磁屏蔽盒14和导电滑环15依次安装在输出转轴13上，实现系统的机械传动；

自动控制电路2：自动控制电路2的主要功能是接收上位机的命令，实现计算机对伺服放大器5进行正反转和调速控制。自动控制电路2包括继电器模块和模拟电压输出模块，主控芯片选用C8051F020单片机，当接收到启停和正反转控制命令时，主控芯片通过继电器模块控制伺服放大器5正反转端子的接通与断开，实现电机的启停和正反转控制；当接收到速度控制命令时，根据命令数据改变单片机DA的输出电压值，经放大后输出一个直流模拟量，与伺服放大器5模拟量输入端子相连，实现电机的调速功能。

手动控制面板3：手动控制面板3主要功能是手动控制电机，通过控制面板上旋钮和开关组合电路，实现电机的启停控制和调速控制。设计了正转、反转、停止三个档位的旋钮开关，控制伺服放大器5的正反转端子的接通和断开，实现启停和正反转控制，并附有电机正反转状态指示灯；采用改变旋钮电位器的分压值，改变伺服放大器5模拟量输入端子的电压幅值，实现电机的调速功能。

伺服放大器5：选用三菱的MR-J4系列伺服放大器，设置伺服放大器5工作在速度控制方式，电机转速与模拟量输入端子电压幅值具有线性关系。当模拟量输入端子电压为10V时，电机工作在额定转速，通过改变控制电路输出直流模拟量的值，可以给伺服放大器5提供0～10V的模拟量信号，从而能够调节伺服电机6在0～2000r/min之间运转。

具体实施方式三：本实施方式对实施方式一或二作进一步说明，它还包括隔离变压器7，隔离变压器7设置在动力电源线输出端与伺服放大器5的输入端之间。

隔离变压器7：伺服放大器5和伺服电机6在工作时，会产生大量的高频电磁干扰。由于伺服系统和检测系统处于同一电网接点，伺服系统的高频干扰可能回流至电网的电源及地线，对检测设备造成干扰。采用380V动力电源线经三相隔离变压器后对伺服系统单独供电，使伺服系统与检测系统不发生电的联系，从而有效的隔离。

具体实施方式四：本实施方式对实施方式一、二或三作进一步说明，它还包括滤波单元8，滤波单元8设置在伺服放大器5的输入输出端。

滤波单元8：伺服放大器5和伺服电机6在工作时，会在空间辐射出电磁波，或由电源线和动力线对检测系统产生感应干扰，因此设计滤波单元，用来抑制伺服系统产生的空间干扰和感应干扰。采用惠博顿公司的HT5650和HT6650三相伺服系统输入输出专用滤波器组，均为两级滤波器，滤波范围从10KHz到100MHz，可以有效的抑制高频干扰，从而满足检测系统的电磁兼容性。

具体实施方式五：本实施方式对实施方式一、二、三或四作进一步说明，它还包括转台底盘23和支架24，转台底盘23上设置支架24，用螺栓将行星减速器9紧固在支架24上。

具体实施方式六：本实施方式对实施方式一、二、三、四或五作进一步说明，它还包括滑环支架25，导电滑环15定子部分固定在滑环支架25上。

本实施方式的机械装置结构重要组成部分为转台。转台包括转台底盘23、支架24、伺服电机6、行星减速器9、一号同步带轮10、同步齿形带11、二号同步带轮12、输出转轴13、快装卡盘26、电磁屏蔽盒14、导电滑环15和滑环支架25构成。

行星减速器9用螺栓紧固在转台底盘23的支架24上，其输入轴与伺服电机6连接，输出轴安装一号同步带轮10。二号同步带轮12与一号同步带轮10通过同步齿形带11连接，输出转轴13与二号同步带轮12连接。电磁屏蔽盒14和导电滑环15转子部分依次安装在输出转轴13上，导电滑环15定子部分固定在滑环支架25上，快速卡盘26安装在输出转轴13上，对航天发动机17装卡操作。机械结构工作过程为：系统采用基于伺服电机-行星减速器-同步带的传动系统，伺服电机6驱动行星减速器9旋转，使一号同步带轮10转动，一号同步带轮10通过同步齿形带11带动二号皮带轮12转动，驱动输出转轴13连续周转，在测试过程中，电磁屏蔽盒14和导电滑环15随输出转轴13转动。

伺服电机6：本实施方式选用伺服电机进行驱动，具有控制精度高、运行平稳等特点，同时运行过程发热和噪声较低，满足多余物检测过程的环境良好性。选择三菱HG-SR152型伺服电机，额定输出功率1.5kW，额定电压为2000r/min。

减速器：采用行星减速器9。伺服放大器输出转速较快，而大质量、大体积被测产品需要在低速、平稳的转动条件下进行多余物检测，因此需要设计减速装置。使用减速比较大同步带轮传动容易造成运行不平稳，从而对检测产生冲击干扰。本实施方式采用精密行星减速器进行减速，避免后级同步带轮传动减速比过大，同时使整个机械装置体积减小，实现传动过程的平稳性。选用MOTEC公司APE120型精密行星减速器，减速比为100，同时具有重量轻、体积小、效率高、运转平稳、噪声低等特点，保证转动台转动过程中的稳定性和速率。

同步带轮与同步齿形带：采用皮带驱动被测产品转动，防止伺服电机6、行星减速器9等运动部件产生的震动噪音等信号传至被测产品，实现测试的独立性和干净的环境状态，保证整个测试的可靠性两个同步带轮直径相同，传动比为1：1，具有传动效率高、耐磨损等特点。

具体实施方式七：下面结合图4和图5说明本实施方式，本实施方式对实施方式一作进一步说明，周转车16包括车体27、四个脚轮28、多个地脚螺栓29、四个支撑滚轮30、四个隔音装置31、驱动电机32和皮带轮33；

车体27的下面设置四个脚轮28，车体27通过多个地脚螺栓29固定设置在地面上；

车体27内部设置有驱动电机32，驱动电机32输出轴通过皮带轮33与一个支撑滚轮30的输入轴传动连接，每个支撑滚轮30上设置有一个隔音装置31；四个支撑滚轮30共同支撑航天发动机17。

便于在车间内调整工作位置，地脚螺栓29保证产品测试中的稳定性和良好的固定效果，不会对航天发动机17造成结构损伤并实现稳定可靠的多余物检测。周转车16上安装四个支撑滚轮30，在航天发动机17旋转过程中起滚动支撑作用。底部安装驱动电机32，可以通过皮带轮33带动产品转动，单独对产品进行装卡旋转操作。滚轮上附有隔音装置31，可以有效屏蔽在转动过程中的噪音。

快速卡盘26安装在输出转轴13上，对航天发动机17装卡操作，周转车16通过滚动支撑对航天发动机17起旋转支撑作用，实现航天发动机17检测的力学试验条件。本系统采取航天发动机17同时安装六个声音传感器，如图5所示。声音传感器组19通过夹具18安装在航天发动机17上，通过传感器电缆20将多余物声音信号传输至调理电路21，经过导电滑环15的滑动电接触连接后与六通道同步数据采集卡22输入端连接，六通道同步数据采集卡22将数据传送至工控机1，实现多余物声音信号的调理采集。采用导电滑环15的数据传输结构，解决了调理电路21和六通道同步数据采集卡22数据传输在旋转过程中的电缆缠绕问题，确保信号采集的连续性和转动灵活性。这种连接结构可以保证产品测试过程中实现顺时针或逆时针连续转动且不会对通讯线缆及信号采集产生影响。

由于航天发动机17体积较大，内部结构复杂，多余物微粒在运动过程中具有较大的随机性，传统多余物检测装置采用一个声音传感器会产生检测过程中的盲区，造成漏判。同时声波信号从碰撞位置传播到声音传感器的过程中还存在衰减、反射和畸变等形式，因此传统的单一传感器捕捉的多余物信号往往特别微弱。

通过分析航天发动机17内部结构及工艺设计，本系统在被测产品的金属管道上安装六个传感器，这样可以获得更加准确的多余物信号。声发射传感器19采用夹具18固定在航天发动机17上，在检测过程中随航天发动机17一起旋转。另外，通过六通道多余物信号的数据融合可对多余物信号进行粒径识别和空间定位，对于多余物的排查也具有重要意义。采用多传感器的方式可以有效提高检测装置的检测精度。

具体实施方式八：下面结合图6说明本实施方式，本实施方式对实施方式一作进一步说明，传感器电缆20采用两两绞合组成双绞线组的方式，传感器电缆20包括三个双绞线组34、三个绝缘套管35、总屏蔽层36、内护套37和外护套38；

外护套38的内表面设置内护套37，内护套37的内表面设置总屏蔽层36，总屏蔽层36内腔设置三个双绞线组34，每个双绞线组34的外表面设置一个绝缘套管35。

多余物产生的声音脉冲信号是被测产品旋转过程中内部活动多余物与内壁相对滚动或滑动产生的，通过对此脉冲信号的分析可以实现多余物的判别，因此选择合适的声发射传感器对于获取多余物信号极为关键。多余物声音信号频率范围为20～100kHz，幅值范围为几百微伏至几十毫伏，选择谐振式声发射传感器PXR04，谐振频率40kHZ，60dB频带为15～165kHZ，具有高灵敏度和高信噪比。

测试过程中，六个声音传感器（声音传感器组19）随航天发动机17一起旋转，传感器电缆20穿过输出转轴13后接入到电磁屏蔽盒14内的调理电路21。为了防止测试过程中传感器线缆20与输出转轴13空腔产生刮碰，从而引入干扰信号，设计了传感器电缆20的屏蔽保护措施。线缆屏蔽部件主要包括双绞线组34、绝缘套管35、总屏蔽36、护套37。传感器电缆20采用低噪声屏蔽同轴电缆，六通道的传感器电缆20采用两两绞合组成双绞线组34的方式，双绞线组外部具有对屏蔽层35，抑制了传感器电缆间的电磁和静电耦合干扰。为了保证传感器电缆与转轴空腔良好的绝缘性，将三对双绞线组套入阻燃绝缘套管36。外层再依次套入总屏蔽层37和护套38，其中总屏蔽层接地，避免了伺服系统工作时产生的电磁干扰信号耦合至传感器电缆。

具体实施方式九：下面结合图7和图8说明本实施方式，本实施方式对实施方式一作进一步说明，导电滑环15包括转子39、定子40、转子接口41、定子接口42、四个紧固螺钉43和一个定子止转片44；

转子39设置在定子40内部，转子39设置有转子接口41；定子40设置有定子接口42；

调理电路21的信号输出端与转子接口41连接；定子接口42与六通道同步数据采集卡22的输入端连接；

转子接口41与定子接口42在导电滑环15内部滑动连接；

采用四个紧固螺钉43将转子39固定在输出转轴13上，随输出转轴13旋转，采用销轴将定子止转片44与滑环支架25固定，实现导电滑环15的相对转动。

在多余物检测过程中，调理电路21随输出转轴13连续转动，六通道同步数据采集卡22在控制机柜内固定不动，在连续旋转过程中，会导致数据电缆的缠绕问题。导电滑环15是实现相对转动机构信号精密传输的装置，主要包括转子39、定子40、转子接口41、定子接口42、紧定螺钉43和止转片44四部分，调理电路21的输出信号与转子接口41连接，转子接口41与定子接口42在导电滑环15内部滑动连接后，定子接口42连接六通道同步数据采集卡22的输入端，实现良好的电气连接。采用四个紧固螺钉43将滑环转子固定在输出转轴13上，随输出转轴13旋转，采用销轴将定子止转片44与滑环支架25固定，实现导电滑环15的相对转动。

具体实施方式十：下面结合图9说明本实施方式，本实施方式对实施方式一作进一步说明，六通道同步数据采集卡22包括六个阻抗匹配电路45、六个A/D转换电路46、数据存储电路47、USB通讯接口电路48、时序控制器49、同步控制器50、传输控制器51和时钟发生器52；

调理电路21具有六路声音调理信号通道，每路声音调理信号通道连接一个阻抗匹配电路45的输入端，该阻抗匹配电路45的输出端连接一个A/D转换电路46的模拟信号输入端，六个A/D转换电路46的数字信号输出端均与数据存储电路47的输入端相连；

数据存储电路47的输出端通过USB通讯接口电路48与工控机1的声音信号输入端相连；

USB通讯接口电路48的输出端与时钟发生器52的输入端相连；

时钟发生器52的输出端与时序控制器49的输入端相连；

时序控制器49的第一输出端与传输控制器51的输入端相连；传输控制器51的输出端与数据存储电路47的第一控制端相连；

时序控制器49的第二输出端与同步控制器50的输入端相连；同步控制器50的输出端与数据存储电路47的第二控制端相连。

为了防止旋转过程中声音信号调理电路受到伺服系统的电磁干扰，设计了电磁屏蔽盒14，对伺服系统的电场和磁场干扰进行抑制。声音信号的调理电路21安装在输出转轴13上的电磁屏蔽盒14内，随着输出转轴13一起转动。调理电路21包括六通道声音信号调理放大单元，输入端采用低噪声同轴电缆接入，输入信号经过三级放大后输出，与导电滑环15的转子导线接口连接，通过导电滑环15内部滑动电接触后，经过导电滑环15的定子导电接口输出至六通道同步数据采集卡22。

三级放大电路采用同相比例放大电路，在各级输入输出之间采用无源RC滤波电路，滤除低频噪声信号。同相比例电路反馈电阻采用并联皮法级电容，滤除高频噪声信号。第三级放大电路采用数字电位器作为反馈电阻，通过计算机发送指令，实现放大倍数可调的功能，三级放大倍数在100～1000倍范围内可调。

六通道同步数据采集卡22具有六通道数据同步实时采集的特点，六通道声音调理信号经过阻抗匹配电路45后，经过AD转换电路46转换为数字量，保存在数据存储电路47。时钟发生器52产生时钟信号，时序控制器49在时钟信号的作用下产生时序控制信号，传输控制器和51同步控制器52分别产生同步控制信号和数据传输控制信号，将数据存储电路47中六通道数据经过USB通讯接口同步实时上传至工控机1进行分析和处理。当工控机1发送采集指令时，经过USB通讯接口48控制时钟发生器52产生时钟信号，时序控制器49产生时序控制信号，对传输控制器51、同步控制器50和数据存储电路47初始化，并启动六通道同步数据采集卡22开始数据采集。

Claims (10)

1.一种航天发动机多余物自动检测装置，其特征在于，它包括工控机（1）、伺服放大器（5）、伺服电机（6）、行星减速器（9）、一号同步带轮（10）、同步齿形带（11）、二号同步带轮（12）、输出转轴（13）、电磁屏蔽盒（14）、导电滑环（15）、周转车（16）、夹具（18）、声音传感器组（19）、传感器电缆（20）、调理电路（21）、六通道同步数据采集卡（22）和快速卡盘（26）；

工控机（1）的控制信号输出端与伺服放大器（5）的输入端相连；

伺服放大器（5）的输出端与伺服电机（6）的驱动端相连；

伺服电机（6）的输出轴与行星减速器（9）的输入轴连接，行星减速器（9）的输出轴安装一号同步带轮（10），二号同步带轮（12）与一号同步带轮（10）通过同步齿形带（11）传动连接，二号同步带轮（12）上设置有输出转轴（13）；

在二号同步带轮（12）一侧的输出转轴（13）上依次安装电磁屏蔽盒（14）和导电滑环（15）转子部分；在二号同步带轮（12）另一侧的输出转轴（13）的末端设置快速卡盘（26），通过快速卡盘（26）完成自动检测装置与航天发动机（17）之间的连接；

航天发动机（17）设置在周转车（16）上；

声音传感器组（19）通过夹具（18）设置在航天发动机（17）的外表面；

声音传感器组（19）的检测信号输出端通过传感器电缆（20）与调理电路（21）的输入端相连；

调理电路（21）的输出端与六通道同步数据采集卡（22）的输入端相连；

六通道同步数据采集卡（22）的输出端与工控机（1）的声音信号输入端相连。

2.根据权利要求1所述一种航天发动机多余物自动检测装置，其特征在于，它还包括自动控制电路（2）、手动控制面板（3）和切换电路（4）；

工控机（1）的控制信号输出端与自动控制电路（2）的输入端相连；

自动控制电路（2）的输出端与切换电路（4）的自动控制信号输入端相连；

手动控制面板（3）的输出端与切换电路（4）的手动控制信号输入端相连；

切换电路（4）的输出端与伺服放大器（5）的输入端相连。

3.根据权利要求1所述一种航天发动机多余物自动检测装置，其特征在于，它还包括隔离变压器（7），隔离变压器（7）设置在动力电源线输出端与伺服放大器（5）的输入端之间。

4.根据权利要求1所述一种航天发动机多余物自动检测装置，其特征在于，它还包括滤波单元（8），滤波单元（8）设置在伺服放大器（5）的输入输出端。

5.根据权利要求1所述一种航天发动机多余物自动检测装置，其特征在于，它还包括转台底盘（23）和支架（24），转台底盘（23）上设置支架（24），用螺栓将行星减速器（9）紧固在支架（24）上。

6.根据权利要求1所述一种航天发动机多余物自动检测装置，其特征在于，它还包括滑环支架（25），导电滑环（15）定子部分固定在滑环支架（25）上。

7.根据权利要求1所述一种航天发动机多余物自动检测装置，其特征在于，周转车（16）包括车体（27）、四个脚轮（28）、多个地脚螺栓（29）、四个支撑滚轮（30）、四个隔音装置（31）、驱动电机（32）和皮带轮（33）；

车体（27）的下面设置四个脚轮（28），车体（27）通过多个地脚螺栓（29）固定设置在地面上；

车体（27）内部设置有驱动电机（32），驱动电机（32）输出轴通过皮带轮（33）与一个支撑滚轮（30）的输入轴传动连接，每个支撑滚轮（30）上设置有一个隔音装置（31）；四个支撑滚轮（30）共同支撑航天发动机（17）。

8.根据权利要求1所述一种航天发动机多余物自动检测装置，其特征在于，传感器电缆（20）采用两两绞合组成双绞线组的方式，传感器电缆（20）包括三个双绞线组（34）、三个绝缘套管（35）、总屏蔽层（36）、内护套（37）和外护套（38）；

外护套（38）的内表面设置内护套（37），内护套（37）的内表面设置总屏蔽层（36），总屏蔽层（36）内腔设置三个双绞线组（34），每个双绞线组（34）的外表面设置一个绝缘套管（35）。

9.根据权利要求4所述一种航天发动机多余物自动检测装置，其特征在于，导电滑环（15）包括转子（39）、定子（40）、转子接口（41）、定子接口（42）、四个紧固螺钉（43）和一个定子止转片（44）；

转子（39）设置在定子（40）内部，转子（39）设置有转子接口（41）；定子（40）设置有定子接口（42）；

调理电路（21）的信号输出端与转子接口（41）连接；定子接口（42）与六通道同步数据采集卡（22）的输入端连接；

转子接口（41）与定子接口（42）在导电滑环（15）内部滑动连接；

采用四个紧固螺钉（43）将转子（39）固定在输出转轴（13）上，随输出转轴（13）旋转，采用销轴将定子止转片（44）与滑环支架（25）固定，实现导电滑环（15）的相对转动。

10.根据权利要求1所述一种航天发动机多余物自动检测装置，其特征在于，六通道同步数据采集卡（22）包括六个阻抗匹配电路（45）、六个A/D转换电路（46）、数据存储电路（47）、USB通讯接口电路（48）、时序控制器（49）、同步控制器（50）、传输控制器（51）和时钟发生器（52）；

调理电路（21）具有六路声音调理信号通道，每路声音调理信号通道连接一个阻抗匹配电路（45）的输入端，该阻抗匹配电路（45）的输出端连接一个A/D转换电路（46）的模拟信号输入端，六个A/D转换电路（46）的数字信号输出端均与数据存储电路（47）的输入端相连；

数据存储电路（47）的输出端通过USB通讯接口电路（48）与工控机（1）的声音信号输入端相连；

USB通讯接口电路（48）的输出端与时钟发生器（52）的输入端相连；

时钟发生器（52）的输出端与时序控制器（49）的输入端相连；

时序控制器（49）的第一输出端与传输控制器（51）的输入端相连；传输控制器（51）的输出端与数据存储电路（47）的第一控制端相连；

时序控制器（49）的第二输出端与同步控制器（50）的输入端相连；同步控制器（50）的输出端与数据存储电路（47）的第二控制端相连。

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